【技术实现步骤摘要】
本申请涉及航空发动机，尤其涉及一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法。
技术介绍
1、随着航空燃气轮机不断发展，发动机内各部件性能迎来更高的挑战，结合下一代空优战机更远航程、更快速度、更高机动、更高巡航效率和更高空域的性能需求，为适应更多工作状态，对发动机的工作裕度提出了更高的要求，因此必须提升主燃烧室稳定性。当发动机处于非工作工况的过渡态时，发动机内部和外部条件剧烈变化，传统直叶片涡流器，对于来流变化的适应性较差，且在叶片尾部气流可能会发生分离，燃烧室总压损失较大，燃烧进气均匀性较差，对主燃烧室组织燃烧造成影响，进而影响主燃烧室乃至发动机性能和稳定性。因此，有必要提出一种具有高流动稳定性的涡流器通道型面设计方法。
技术实现思路
1、有鉴于此，本申请实施例提供一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，获得的涡流器通道能够对进入主燃烧室的来流进行整流，保证主燃烧室来流均匀稳定，降低总压损失，提高主燃烧室工作稳定性和性能。
2、本申请实施例提供一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，包括：
3、根据主燃烧室来流参数和火焰筒开孔面积，获得涡流器的进口压力、出口压力和流量；
4、根据所述进口压力、出口压力、流量以及涡流器通道的收缩比、扩张比或收缩扩张比，对涡流器通道的外型面结构参数进行设计，所述外型面结构参数包括涡流器通道长度；
5、根据压气机出口的流场流动参数，确定涡流器通道进口气流角和涡流器通道出口气流角，根据所述涡流器通道进口
6、根据涡流器旋流数和叶片流通面积，确定控制点位置，所述控制点为将涡流器叶片通道分为两段气流转折的点，所述控制点到涡流器叶片前缘为前段，所述控制点到涡流器叶片后缘为后段；
7、根据所述涡流器通道长度、所述涡流器叶片进口角、所述涡流器叶片出口角以及所述控制点位置，确定涡流器叶片的前段转折长度和后段转折长度；
8、根据叶片最大厚度、叶片最大厚度位置、所述前段转折长度、所述后段转折长度以及所述控制点位置，得到涡流器叶片的双圆弧流线型型面参数。
9、根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述根据所述进口压力、出口压力、流量以及涡流器通道的收缩比、扩张比或收缩扩张比，对涡流器通道的外型面结构参数进行设计，包括：
10、根据所述进口压力、出口压力和流量，获得涡流器通道的节流面积；
11、根据所述节流面积和所述收缩比、扩张比或收缩扩张比（由涡流器通道型面决定），获得涡流器通道的进口面积和出口面积；
12、根据火焰筒头部的结构参数确定涡流器通道外径；
13、根据所述出口面积、所述进口面积和所述涡流器通道外径，确定涡流器通道内径；
14、根据火焰筒头部长度确定所述涡流器通道长度。
15、根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述节流面积的计算公式为：
16、，
17、其中，wa为流量，smin为节流面积，cd为流量系数，ρ为空气密度，△p为涡流器的进口压力和出口压力的压差。
18、根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述根据所述涡流器通道长度、所述涡流器叶片进口角、所述涡流器叶片出口角以及所述控制点位置，确定涡流器叶片的前段转折长度和后段转折长度，包括：
19、根据所述涡流器通道长度确定涡流器叶片长度，根据所述涡流器叶片长度以及所述控制点位置，确定前段长度和后段长度；
20、根据所述涡流器叶片进口角和所述涡流器叶片出口角，确定涡流器叶片的前段气流转折角度和后段气流转折角度；
21、根据所述前段长度、所述后段长度、所述前段气流转折角度和所述后段气流转折角度，确定所述前段转折长度和所述后段转折长度。
22、根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述前段气流转折角度和所述后段气流转折角度满足的关系式为：
23、θ2-θ1=γ1+γ2，
24、其中，θ1为涡流器叶片进口角，θ2为涡流器叶片出口角，γ1为前段气流转折角度，γ2为后段气流转折角度。
25、根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述方法还包括：
26、将所述涡流器叶片的前缘和后缘采用圆弧设计，所述前缘的圆弧半径为r1,所述后缘的圆弧半径为r2，所述涡流器叶片长度为l，则r1与l的比值范围为0.001-0.5，r2与l的比值范围为0.001-0.5。
27、根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述根据所述涡流器通道进口气流角和所述涡流器通道出口气流角确定涡流器叶片进口角和涡流器叶片出口角，包括：
28、将所述涡流器叶片进口角设置为与所述涡流器通道进口气流角一致；
29、根据所述涡流器旋流数确定涡流器叶片等效安装角；
30、将所述涡流器叶片等效安装角与所述涡流器通道出口气流角之和确定为所述涡流器叶片出口角。
31、根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述方法还包括：
32、当所述涡流器通道进口气流角沿周向不均匀分布时，对涡流器进口沿周向均匀选取n个采样点，n>10，分析得出每个采样点位置的进口气流角αi，则有：
33、，
34、其中，α为涡流器通道进口气流角。
35、根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述方法还包括：
36、当所述涡流器通道出口气流角沿周向不均匀分布时，对沿涡流器出口沿周向均匀选取m个采样点，m>10，分析得出每个采样点位置的出口气流角βi，则有：
37、，
38、其中，β为涡流器通道出口气流角，γ为涡流器叶片等效安装角。
39、根据本申请实施例的一种具体实现方式，所述方法还包括：
40、将所述涡流器通道外径和所述涡流器通道内径的平均值作为涡流器通道中径；
41、根据所述涡流器通道中径和所述涡流器通道长度，获取涡流器通道长径比lr，lr的计算公式为：lr=l/rm，
42、其中，l为涡流器通道长度，rm为涡流器通道中径，所述涡流器通道长径比lr的取值范围为3-15；
43、根据所述涡流器通道长径比lr取值范围判断所述涡流器通道长度、所述涡流器通道外径和所述涡流器通道内径是否满足设计要求。
44、有益效果
45、本申请实施例中的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，与现有技术相比，具有以下有益效果：
46、1）本专利技术在涡流器进口处，采用涡流器叶片流线型匹配来流的设计形式，能够提高涡流器对来流的适应性，提高燃烧室流场稳定性；
47、2）本专利技术通过确定控制点位置以及气流转折角度，考虑了涡流器通道内气流实际流动状态进行涡流器叶型匹配设计，采用双段流线型涡流器叶片，对涡流器通道内气流具有引导作用，实现气流平滑转折，提高气本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述根据所述进口压力、出口压力、流量以及涡流器通道的收缩比、扩张比或收缩扩张比，对涡流器通道的外型面结构参数进行设计，包括：
3.根据权利要求2所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述节流面积的计算公式为：
4.根据权利要求1所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述根据所述涡流器通道长度、所述涡流器叶片进口角、所述涡流器叶片出口角以及所述控制点位置，确定涡流器叶片的前段转折长度和后段转折长度，包括：
5.根据权利要求4所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述前段气流转折角度和所述后段气流转折角度满足的关系式为：
6.根据权利要求4所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述方法还包括：
7.根据权利要求5所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述根据所述涡流器通道进
8.根据权利要求7所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述方法还包括：
9.根据权利要求7所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述方法还包括：
10.根据权利要求2所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述方法还包括：
...【技术特征摘要】
1.一种具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述根据所述进口压力、出口压力、流量以及涡流器通道的收缩比、扩张比或收缩扩张比，对涡流器通道的外型面结构参数进行设计，包括：
3.根据权利要求2所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述节流面积的计算公式为：
4.根据权利要求1所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计方法，其特征在于，所述根据所述涡流器通道长度、所述涡流器叶片进口角、所述涡流器叶片出口角以及所述控制点位置，确定涡流器叶片的前段转折长度和后段转折长度，包括：
5.根据权利要求4所述的具有流动稳定性的涡流器叶片型面设计...
【专利技术属性】
技术研发人员：黄维娜，郑明新，李逸飞，黎武，李银怀，梁勇，吴悠，杨会评，陈溯敏，洪侨嗣，左雯婧，赵弦，雷滨，张宽，
申请(专利权)人：中国航发四川燃气涡轮研究院，
类型：发明
国别省市：
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